ОТ «ГОРЯЧЕГО» К «ХОЛОДНОМУ» ЭЛЕКТРИЧЕСТВУ 4


В январе 1964 г. ракета «Блю Скаут Джуниор» снова вывела на баллистическую траекторию ионный двигатель фирмы с контактной ионизацией цезия; вес этого двигателя 1,36 кГ, длина 20 см, диаметр 14 см. На этот раз

испытания были сравнительно успешными, хотя траектория полета оказалась нерасчетной и двигатель работал меньше положенного времени ).

В апреле 1965 г. впервые в США на орбиту был выведен спутник «Снапшот» с находящимся на борту ионным цезиевым двигателем фирмы с контактным ионным источником); электропитание двигателя осуществлялось бортовой ядерной энергетической установкой «Снап-10А», о которой будет рассказано ниже, в гл. 7. Вес двигателя примерно 1 кГ, диаметр 63,5 мм, длина 190 мм, тяга 4,5 Г). Двигатель был включен по команде с Земли на следующий день после запуска и проработал около часа, а при вторичном включении была нарушена работа радиотелеметрической системы; ее удалось восстановить толь-„ ко после выключения двигателя ).

тель катода, 6 — отверстие, ^ r-ч ^ ^'

7 — разряд, 8 — поток по- Ширма алектро-Unтикал Си-

сесг5™“19бб,Т 3?№5', стемз разрабатывает такого же стр. 744). назначения двигатели и с иониза

цией электронной бомбардировкой. В 1966 г. она провела ресурсные испытания двигателя в течение 500 часов), в 1965 г. — длительные испытания в течение 2610 часов другого двигателя тягой 4,5 мГdпри удельном импульсе 7000 сек) (рис. 85).

Рис. 84. Газоразрядный нейтрализатор ионных двигателей фирмы Элек-тро-Оптикал Системз.

1 — резервуар с цезием,

2 — фитиль, 3 — нагреватель для испарения цезия, 4 — газоразрядная камера (заземлена), 5 — обогрева-

) Machine Design, 7. I. 1965, стр. 12.

) Aviation Week, 5. IV. 1965, т. 82, № 14, стр. 90.

) Interavia Air Letter, 5. IV. 1965, № 5721, стр. 6.

) New York Times 4, 9 и 16. IV. 1965.

) Electronic News, 4. I. 1967, № 1, стр. 21.

) Missile/Space Daily, 26. VII. 1965, t. 14, № 17, стр. 143.

Вес этого микроракетного двигателя (с запасом рабочего вещества-—цезия 2,3 кГ) равен 4,5 кГ). В конструкцию двигателя внесены существенные усовершенствования, что позволяет зарубежной печати считать его двигателем «второго поколения». В частности, это касается конструкции катода двигателя, эмитирующего электроны в цезиевую плазму, заполняющую газоразрядную камеру. Дело в том, что катод обычного газоразрядного ионного двигателя

Рис. 85. Прошедший длительные испытания ионный двигатель с газоразрядным ионным источником и электромагнитом фирмы Электро-Оптикал Системз. Под двигателем находится сферический бачок с цезием. Справа показан двигатель такого же типа с постоянным магнитом (J. Spacecraft, VII, 1966, т. 3, № 7, стр. 1093).

прежде всего ограничивает его ресурс, поскольку он оказывается подверженным сильной эрозии. Чтобы обеспечить большой необходимый ресурс двигателя (он считается равным 10000—20000 часам), в новом двигателе применен так называемый автокатод, срок службы которого практически не ограничен. Схема двигателя приведена на рис. 86). Его катод (рис. 87) имеет изготовленный из тантала эмиттер электронов, подогреваемый ударами ионов до температуры 600° С; при течении рабочего вещества через катод на его поверхности отлагается постоянно существующий (автоматически восстанавливающийся) тонкий слой цезия, защищающий катод от эрозии). Другим

*) Missiles and Rockets, 1965, т. 17, № 4, стр. 22.

) «Вопросы ракетной техники», X, 1967, № 10, стр. 58. ) Space/Aeronautics, II, 1968; VI, 1967, стр. 92.

новшеством в конструкции двигатели является геометрия выходных «сопел» двигателя — в центре, где плотность ионного потока больше, диаметр отверстий меньше, чтобы

Рис. 86. Схема ионного двигателя фирмы Электро-Оптикал Системз с автокатодом и электромагнитом.

1 — подвод рабочего вещества (паров цезия), 2 — автокатод, 3 — трубчатый танталовый эмиттер электронов с коаксиальным подогревателем, 4 — перфорированная пластина, 5 — пластина для установки катода, 6 — газоразрядная камера, 7 — анод, 8 — опора анода и подвод электропитания к нему, 9 — обмотка электромагнита, 10 — узел изоляции и подвески ускоряющего электрода, 11 — экранирующий электрод, 12 — ускоряющий электрод (J. Spacecraft, VII, 1966, т. 3, № 7, стр. 1093).

сделать тягу отдельных пучков примерно одинаковой. Совершенствование конструкции ионных двигателей с газоразрядной ионизацией позволило фирме провести их рекордные в США по длительности испытания. Так в 1965—1966 гг. один такой двигатель тягой 3 Г испытывался в барокамере непрерывно в течение 8189 часов, т. е. 341 сутки! ). Удельный импульс равнялся 5010 сек, к. п. д. 72,3%, мощность двигателя 1 кет. Испытание закончилось 1 ноября только вследствие израсходования всего *)

*) Flight, 12. I. 1967, № 3018, стр. 69.

имевшегося запаса цезия), ежедневный его расход составлял чуть больше 50 г).

Вторая ведущая в США в области электростатических ракетных двигателей фирма Хьюз Эркрафт также разработала ряд ионных двигателей. В частности, экспериментальный двигатель тягой примерно 7 Г (его длина равна 203 мм и диаметр 127 мм) предполагалось испытать в баллистическом полете на ракете «Скаут» еще в 1963 г.

Для этого была создана специальная испытательная установка, показанная на рис. 88; один из двух испытуемых двигателей раскручивает ракету в полете, а другой ее тормозит, что позволяет по скорости вращения ракеты определить тягу двигателей. По опубликованным сведениям и это испытание было неудачным.

Неудачным было и испытание, проведенное в 1964 г. также с помощью ракеты «Скаут»; в этом случае испытательная установка SERT 1 примерно такого же типа имела также два двигателя, один из них — фирмы Хьюз, и именно этот двигатель не сработал, вероятно, из-за короткого замыкания, тогда как испытания второго двигателя были успешными, как об этом будет сказано ниже).

Внешний вид цезиевого ионного двигателя тягой 45 Г, разработанного фирмой Хьюз, показан на рис. 89; в этом двигателе поток ионов выходит через кольцевую щель4 5). Еще один двигатель фирмы развивает тягу около 300 Г при удельном импульсе 7750 сек; его ресурс считается равным 1000 часов, к 1963 г. он проработал 50 часов ).

*) Technology Week, 5. XII. 1966.

) Space World, II, 1968, № Е-2-50, стр. 41.

) Raumfahrtforschung, 1966, Н. 4, стр. 188.

) Flugwelt, 1961, № 12; Flight, 1961, № 2744 и др.

) VDI-Zeitschrift, 1963, т. 103, № 12.

Рис. 87. Устройство «автокатода».

1 — подача цезия; 2 — коаксиальный трубчатый нагревательный элемент, используемый только при пуске двигателя (Journal of the British Interplanetary Society, 1963—1964, t. 19, стр. 319).

Рис. 88. Установка для испытаний ионных двигателей фирмы Хьюз на ракете «Скаут» (Aviation Week, 4. IX.

1961).

Рис. 89. Цезиевый ионный ракетный двигатель фирмы Хьюз тягой 45 Г (Aviation Week,

" № 14, 75, 1961).

Микроракетный двигатель этой фирмы тягой 22 мГ при удельном импульсе 6000 сек, также работающий на цезии с вольфрамовым ионным источником, предполагается довести до ресурса 100 ОООчасов ). Для подогрева ионизатора

Рис. 90. Ионные двигатели фирмы Хыоз тягой 57 Т и 10 мГ (Flight, 8. IV. 1965).

в нем предполагается использовать в дальнейшем радиоизотопный источник тепла, что должно значительно повысить к. п. д. двигателя и поэтому считается весьма перспективным. На рис. 90 показаны два ионных двигателя с электронной бомбардировкой фирмы Хьюз — большой, диаметром 50 см, развивающий тягу примерно 57 Г при мощности 30 кет, и микроракетный тягой 10 мГ).

Микроракетные двигатели фирмы Хьюз, предназначенные для использования в системах стабилизации и ориента-

*) Missiles and Rockets, 11. IV. 1966. ) Flight, 8. IV. 1965, стр. 526.

ции искусственных спутников Земли, выполняются конструктивно в двух формах — с круглым и ленточным ионным пучком (рис. 91 и 92). В обоих случаях осуществляется электростатическое отклонение ионного пучка на угол до 30° с целью управления вектором тяги двигателя;

Рис. 91. Разрез микрорак етного ионного двигателя тягой 4,5 Г фирмы Хьюз с электростатическим отклонением круглого ионного пучка. Вес двигателя 1,36 к/, мощность 15 вт, удельный импульс 5200 сек.

для этого ускоряющий электрод выполняется из сегментов, либо же за ним располагаются специальные отклоняющие электроды (рис. 93). Один из цезиевых двигателей с контактным ионизатором фирмы с ленточным пучком мощностью 3 кет имеет размеры 127X102 мм; указывается, что возможно объединение большого числа таких двигателей в «связку» мощностью в несколько тысяч киловатт)- В системе управления положением спутника, раз-

1 — ионный пучок, 2 — угол отклонения пучка, 3 — сегментный ускоряющий электрод, 4 — ионизатор, 5 — фокусирующий электрод, 6 — высоковольтная изоляция, 7 — тепловые экраны, 8 — блок электропитания, 9 — клапан, Ю — герметическое уплотнение, 11 — цезий (в пористом металле), 12 — нагреватель испарителя, 13 — нейтрализатор (J. Spacecraft, XII, 1966, т. 3, № 12, стр. 1772).

работанной фирмой и получившей обозначение «Марк 1», применены двигатели с круглым ионным пучком тягой 0,68 Г и двигатели с ленточным пучком тя

гой 0,23 кГ). Вес этой системы 45 кГ, потребляемая мощность 200 вт). Разрабатывается улучшенный вариант системы «Марк 2», мень

шей по размерам, более легкой и эффективной; она предназначена цля спутника весом 450 кГ. Ее вес 25 кГ, мощность 150 вт. Система состоит из 12 ионных двигателей тягой по 0,135 Г, объединенных в четыре блока по три

*) Aviation Week, 3. II. 1964, стр. 34.

) Aviation Week, I, 1964, т. 80, № 4, стр. 77.

) Missiles and Rockets, 18. I. 1963, т. 16, № 3, стр. 21*

Рис. 92. Ионные двигатели фирмы Хьюз с ленточным ионным пучком. Вверху,— схема двигателя с одним пучком, внизу — внешний вид двигателя с двумя пучками во взаимно перпендикулярных плоскостях.

1 — медь, 2 — оксидированная нержавеющая сталь, з — нейтрализатор, 4 — ускоряющий электрод, 5 — щель для выхода ионного пучка, 6 — фокусирующий электрод (молибден), 7 — ионизатор, 8 — трубка подвода цезиевого пара, 9 — опора ионизатора, 10 — тепловые экраны, 11 — высоковольтный изолятор-опора (кремнезем), 12 — система подачи цезия, 13 — сегментный ускоряющий электрод, 14 — угол отклонения ионного пучка, 15 — отклоненный пучок, 16 — неотклоненный пучок, 17 — изоляция, 18 — нагреватель ионизатора (J. Spacecraft, VII, 1966, т. 3, № 7, стр. 1080; XII, 1966, т. 3, № 12,

стр. 1772).

двигателя, из которых два служат ориентации синхронного спутника, а один — для корректировки его орбиты).

Управление по аэронавтике и исследованию космического пространства США, по заказам которого выполняются многие из перечисленных выше работ, само разрабатывает ионные двигатели, а также электроракетные двигатели других типов. В своем Исследовательском центре

Рис. 93. Схемы устройств для электростатического отклонения ионного пучка (фирма Хьюз). а) С разрезным (сегментным) ускоряющим электродом; б) со специальными отклоняющими электродами.

1 — ионный источник, 2 — фокусирующий электрод, 3 — разрезной (сегментный) ускоряющий электрод; 4 — ускоряющий электрод обычного типа (цельный), 5 — отклоняющие электроды, 6 — замедляющий электрод (J. Spacecraft, XII, 1966, т. 3, № 12, стр. 1772).

им. Льюиса оно создало специальную высотную лабораторию для исследования этих двигателей. Одной из первых экспериментальных установок этой лаборатории была вакуумная высотная камера диаметром примерно 1500 мм и длиной около 5100 мм с вакуумом ниже 10-7 мм рт. ст. (большее давление непригодно из-за столкновений ионов с атомами внутри камеры), создаваемым масХяными диффузионными насосами. Камера снабжена конденсатором площадью 6§ м с охлаждением водой или жидким азотом, что и позволяет получать указанное разрежение, которое иначе потребовало бы использования больших батарей сложных вакуумных насосов. В 1962 г. в этой лаборатории

*) Interavia Air Letter, 5. IV. 1965, № 5721, стр. 6.

пущены в эксплуатацию две новые «космические» камеры для испытания более мощных двигателей со всеми агрегатами, системой электропитания и пр. Одна из этих камер имеет длину 21 м и диаметр 7,5 м, другая соответственно 18 и 4,5 м.

По сообщениям печати, один из цезиевых ионных двигателей, созданный лабораторией электроракетных двигателей центра Льюиса (рис. 94), развил при испытаниях удельный импульс 12 900 сек (с вольфрамовым ионным источником), другой — удельный импульс более

Рис. 94. Монтаж ионного двигателя Исследовательского центра им. Льюиса (США) в барокамере для испытаний. Слева показан бачок с цезием, рядом с ним стоят две вольфрамовые ионизационные решетки, затем четыре черных диска с тонкой сеткой в центре — ускоряющие электроды (Missiles and Rockets, 19. X 1959; Aeroplane,

№ 2519, 1960 и др.).

8500 сек (ионный источник с электронной бомбардировкой).

Лаборатория проводит большую работу с ионными двигателями, работающими на ртути с источником 'последнего типа (рис. 95).

Разрабатывая летные образцы подобных двигателей, лаборатория создала систему подачи ртути в условиях невесомости, характерных для космического полета (ускорение аппарата, создаваемое самими двигателями,

Катушка, создающая слабое магнитное поле

Подбод раоочегоо бещестба ^ —

(пары ртутиу

и ...

спираль -тп

J I !

эмиттер Л электронов пп

Ионизатор

• • « • *

1 ГГ“

+V4V • • • •

о о Ускоряющие электроды

Ионный пучок

• • • •

1 I I

+У 0 ^-Значения

электрического

потенциала

Рис. 95. Схема (а) и внешний вид экспериментального (б) и летного (в) образцов ионного ракетного двигателя Исследовательского центра им. Льюиса (США) с ионизацией рабочего вещества методом электронной бомбардировки (газового разряда) (New Scientist, 30. УII. 1964, стр. 265).

ничтожно мало).

Электрические межпланетные корабли, Гильзин К.А., 1970



Блондинка за углом смотреть фильм
Маленькая Вера смотреть фильм
Любовь и голуби смотреть фильм